运输类飞机适航标准（2016年） 第25.571条
第25.571条 结构的损伤容限和疲劳评定
总则对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。对可能引起灾难性破坏的每一结构部分（诸如机翼、尾翼、操纵面及其系统，机身、发动机架、起落架、以及上述各部分有关的主要连接），除本条（c）规定的情况以外，必须按本条（b）和（e）的规定进行这一评定。对于涡轮喷气飞机，可能引起灾难性破坏的结构部分，还必须按本条（d）评定。此外，采用下列规定：
本条要求的每一评定，必须包括下列各点：
服役中预期的典型载荷谱、温度和湿度；
（ii）判明其破坏会导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点；
（iii）对本条（a）（1）（ii）判明的主要结构元件和细节设计点，进行有试验依据的分析。
在进行本条要求的评定时，可以采用结构设计类似的飞机的服役历史，并适当考虑它们在运行条件和方法上的差别；
根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它程序，并必须将其载入第25.1529条要求的“持续适航文件”中的“适航限制章节”中。对于下列结构类型，必须在裂纹扩展分析和/或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷：
单传力路径结构；和
（ii）多传力路径“破损-安全”结构以及“破损-安全”止裂结构，如果不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。
损伤容限评定评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据和服役经验（如果有服役经验）支持的重复载荷和静力分析来进行。如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计划，并且在本部第25.1529条要求的持续适航文件适航限制部分中规定，在该试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件上累积的循环数的一半。在使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷（作为极限静载荷考虑）：
限制对称机动情况，在直到VC的所有速度下按第25.337条的规定，以及按第25.345条的规定；
限制突风情况，在直到VC的速度下按第25.341条的规定，以及按第25.345条的规定；
限制滚转情况，按第25.349条的规定；限制非对称情况按第25.367条的规定，以及在直到VC的速度下，按第25.427（a）到（c）条的规定；
限制偏航机动情况，按第25.351（a）条对最大到VC诸规定速度下的规定；
对增压舱，采用下列情况：
正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条（b）（1）到（4）规定的飞机载荷情况同时作用（如果后者有重要影响）；
（ii）正常使用压差的最大值（包括1g平飞时预期的外部气动压力）的1.15倍，不考虑其它载荷。
对于起落架和直接受其影响的机体结构，按第25.473、25.491和25.493条规定的限制地面载荷情况。
如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。
疲劳（安全寿命）评定如果申请人确认，本条（b）对损伤容限的要求不适用于某特定结构，则不需要满足该要求。这些结构必须用有试验依据的分析表明，它们能够承受在其服役寿命期内预期的变幅重复载荷作用而没有可觉察的裂纹。必须采用合适的安全寿命分散系数。
声疲劳强度必须用有试验依据的分析，或者用具有类似结构设计和声激励环境的飞机的服役历史表明下列两者之一：
承受声激励的飞行结构的任何部分不可能产生声疲劳裂纹；
假定本条（b）规定的载荷作用在所有受疲劳裂纹影响的部位，声疲劳裂纹不可能引起灾难性破坏。
损伤容限（离散源）评定在下列任一原因很可能造成结构损伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行。
受到1.80公斤（4磅）重的鸟的撞击，飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面VC或2，450米（8，000英尺）0.85VC，两者中的较严重者；
风扇叶片的非包容性撞击；
发动机的非包容性破坏；
高能旋转机械的非包容性破坏。
损伤后的结构必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷（作为极限载荷考虑）。不需要考虑对这些静载荷的动态影响。必须考虑驾驶员在出现事故后采取的纠正动作，诸如限制机动，避开紊流以及降低速度。如果在结构破坏或部份破坏以后引起结构刚度或几何形状，或此两者有重大变化，则须进一步研究它们对损伤容限的影响。
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